摘要:智能制造包含智能制造技术和智能制造系统，是国际上公认的实现工业体系转型升级的新一代方法论，能够从根本上提升我国复杂产品的创新能力和研制水平，因此，正确理解、全面认识智能制造，对我国的经济发展、数字中国的建设具有极其重大的现实意义和历史意义。智能制造的基础是数字化，由于航空工业具有复杂性、可靠性、研制成本高的三高特征，因此三维全数字化设计在国际上以波音777为代表、国内以新飞豹为代表走在了前列，其成熟的数字化技术和管理体系已经持续的向其它行业推广，取得了领先的成绩。在此基础上通过近十几年的发展，初步构建了航空工业的智能制造体系和架构。

摘要:探头式结冰探测器为主流民航或运输类飞机所采用，其用于探测常规水滴结冰条件的技术手段已相当成熟，但探测器对于过冷大水滴（SLD）结冰条件探测和识别能力尚需探索和研究，针对具有双梭型气动外形的结冰探测器，研究其在SLD和常规水滴条件下探头表面的结冰特性，结合过冷大水滴在撞击区域、运动轨迹方面的特性分析了双梭探头构型的设计原理，采用三维结冰数值模拟软件FENSAPICE进行空气流场、水滴场和结冰量的数值计算，获得了不同水滴直径下探测器表面的结冰分布，研究了带攻角的典型工况下对水收集和结冰特性的影响，基于光纤传感器的探冰原理，在冰风洞试验中获取探头表面不同位置处的结冰信息，并与仿真结果进行对比，研究表明：该探头构型在SLD和常规水滴结冰条件下具有明显不同的结冰分布，可以通过探测器不同位置处的结冰情况判断是否存在SLD结冰条件。

摘要:大型民用飞机试飞和航线运营期间，对其外观表面进行绕机外观检查是适航性安全检查的必要工作。目前飞机的绕机检查主要采用人工绕机方式，该方式，且成本高、效率低，易出现漏检、误检等人为因素，因此智能外观表面检查方法的研究是一项迫切的任务。相比于其他工业检测任务，飞机外观检查智能识别目前无公开数据集，且飞机真实外观损伤类型多样。通过对飞机外观图像的采集和处理，研究基于YOLO V3的飞机表面检查工程方法，初步建立了飞机外观损伤图像数据集框架。首先采用YOLO检测网络粗略获取飞机外观损伤位置和损伤类型，其次针对不同损伤类型的特点，用水平集算法获取图像块中更精准的损伤位置，最后根据精细化后的结果进行量化分析。提出了能够解决机器深度学习网络智能检测已知类别损伤的方法，对未知损伤具有较强容忍度和较大的灵活性与适应性。实践表明，本文提出的方法可以解决传统人工目视检测的部分弊端，可以为机器人智能绕机检查的工程应用提供技术参考，对降低飞机试飞和运营阶段的维修、维护成本有重要意义。

摘要:民用飞机航电数据网络在设计过程中，通过对带宽资源的合理分配，来满足网络成员系统的数据传输需求。而在设计过程中，存在因网络带宽需求分布的非均匀性等因素造成的局部带宽资源不足的问题，因此需要在初步带宽资源分配结果上进行局部优化设计。提出一种通过网络带宽资源使用率最高的链路和端系统进行识别，以及进行针对性物理链路连接关系调整，从而实现降低交换机之间链路带宽资源使用率的方法。通过网络仿真对该方法的优化效果进行了分析，发现这种方法能够降低网络局部链路的较高带宽资源使用率，单轮优化的有效降幅超过15%。该网络带宽资源分配优化设计方法，一方面能够有效解决因飞机网络局部带宽不足问题，降低由此导致的网络拥堵、排队、丢包等风险，确保网络确定性；另一方面还能尽量保持当前分配结果，减少设计优化变更对网络时延性能和网络布线方面的影响。

摘要:基于飞机结构的振动信号和舱内噪声信号，采用FXLMS(Filteredx Least Mean Square)算法设计主动降噪系统对发动机转子引起的飞机客舱内噪声进行区域化降噪控制。首先对主动降噪技术的基本原理以及采用的算法进行了阐述和推导；然后对客舱中布置的麦克风及振动传感器采集到的舱内噪声和结构振动信号进行分析，依据分析结果计算出舱内空间的声场分布情况，并在噪声较大区域安装麦克风作为主动降噪系统的降噪目标。基于相干性原理，计算了飞机结构振动信号与舱内噪声信号之间的相干性，并依据计算结果选取相干性最高的一组振动信号作为主动降噪系统的参考输入信号。最后在客舱中安装若干扬声器作为次级声源，实际测试其到目标区域麦克风之间的误差通道，根据测试的误差通道传递函数并结合振动、噪声数据进行主动降噪仿真。仿真结果表明设计的主动降噪系统能够在目标区域取得明显的降噪效果。

摘要:民用飞机轮速传感器是飞机刹车系统的关键设备，用于刹车系统的防滑控制，防止刹车过程中机轮深度打滑和锁死。简要介绍了国外飞机轮速传感器随防滑刹车系统的发展历史，从工作原理和结构形式等方面阐述了变磁阻式、直流式、霍尔式和光电式四种类型的轮速传感器。目前主流民用飞机（包括A320、A330和波音737、波音747、波音777等机型）均采用变磁阻式轮速传感器，其产品形式多样，属于较为成熟的产品；波音787飞机在大型民用客机上采用了霍尔式轮速传感器，其具有体积小重量轻，响应速度快的优势，具有较好的应用前景；公开资料显示，直流式轮速传感器结构复杂、可靠性较低，在协和号飞机上有应用；光电式轮速传感器对振动环境等要求较高，当前技术水平无法满足机轮处恶劣的振动环境，目前尚无装机产品。

摘要:随着电子化和集成化程度越来越高，现代飞机系统架构设计中出现越来越多的综合性问题，业界提出了体系性的飞机系统架构设计要求，包括系统工程过程要求、适航条款对架构设计的约束要求、高安全性设计要求等，但缺乏规范的、可落实的飞机系统架构设计过程。针对这个问题，提出了“基于系统工程的飞机系统架构设计过程”，并引入了多视角策略（功能视角、逻辑视角、物理视角），针对每个视角，给出了完整的架构设计过程描述和输入输出定义；横跨三个视角，定义了五条设计主线，包括需求主线、架构主线、行为主线、性能主线和安全性分析主线；在多视角的框架下，五条主线上的设计数据可以构成全局性的追溯网络，支持开展各项架构设计分析，并最终支持架构设计质量的提高。

摘要:为满足适航要求并提高操作性能，民用飞机增压舱门、特别是应急出口类舱门的操作手柄力有严格的设计要求。提升助力机构是舱门上最常采用的提升运动辅助机构，可以有效调节舱门的操作手柄力。介绍了“弹簧”和“扭力杆”两种民用飞机半堵塞式舱门典型提升助力机构形式，分析了其工作原理。以某项目提升助力机构为例，分析了其在舱门提升运动过程中的功能，给出了舱门在提升过程中手柄力较大且全行程手柄力突变较剧烈的原因。基于上述应用问题，引入了一种新型舱门提升助力机构，该机构在舱门完全关闭状态下不提供助力，在提升初始阶段可以直接提供较大的驱动力，介绍了该机构的构型，分析了机构的机构原理及工作过程，为舱门提升助力机构设计和舱门其他机构设计提供了参考。

摘要:民用飞机进行可靠的空地、空空通信，对飞行安全尤为重要。甚高频（very high frequency，简称VHF）通信系统是目前应用最为广泛的航空通信方式，VHF通信系统通过与机上音频系统交联实现飞机与外部的语音通信，通过与机上数据链系统交联实现飞机与地面的数据链通信。如何确保民用飞机VHF通信系统可靠、稳定地工作，一直是型号设计和适航部门关注的重点，也是型号设计的难点。首先从VHF通信系统的功能定义出发，提出了VHF通信系统的设计方案，进而提出了VHF通信系统的性能要求，最后重点阐述了VHF通信系统的机上设计要求以及系统功能验证过程，对型号设计和工程排故具有指导意义。

摘要:针对飞机辅助动力装置（Auxiliary Power Unit，简称APU）性能评估研究中单参数评估不全面的问题，提出了基于逻辑回归模型的方法，融合多参数来对飞机APU性能状况进行全面评估。首先，对APU参数数据来源进行分析，选择基于实时报文数据的APU性能评估方法，并结合APU的工作原理以及实际工作情况，挑选出可以反映APU性能状态的特征参数，然后利用主成分分析法（Principal Component Analysis,简称PCA）对原始特征参数进行降维处理。其次，以APU正常性能状态历史数据和性能严重衰退状态历史数据建立逻辑回归模型。最后，根据回归模型得到APU全寿命周期的健康指数（Health Index，简称HI）并对其进行验证。结果表明，APU性能健康指数曲线能很好的反映APU各个阶段的性能变化情况，可以为后续的视情维修策略的制定提供技术参考。

摘要:完整性概率是民用飞机与系统安全性的评价指标之一。循环冗余校验（CRC）是航空电子系统通信网络中广泛应用的完整性设计措施。针对缺乏CRC校验定量安全性分析的现状，基于标准CRC校验的性能，研究了业务数据在航空电子系统通信网络传输过程中出现错误且被CRC漏检的概率。结合案例分析了CRC校验对航电网络传输通道完整性需求的影响。分析结果表明通过在应用层采取CRC校验等设计措施，并确保业务数据在网络传输过程中发生错误且被CRC漏检的概率满足顶层分配的完整性需求，则网络传输通道或链路层可无需考虑针对特定业务数据的完整性需求，进而缓解对网络传输通道的安全性需求。分析思路为航电网络CRC校验设计及安全性分析提供参考。

摘要:针对民机液压系统中液压泵持续大流量输出导致安全阀开启后瞬时向回油管路泄压这种回油管路压力较高的典型场景，基于AMESim软件平台建立了安全阀下游回油管路动态压力分析模型，对一些可能影响安全阀下游回油管路动态压力的液压系统元件及参数进行了分析。仿真结果分析表明：液压系统中元件的液容和液阻效应可以降低回油管路动态压力峰值；系统安全阀开启快慢对下游回油管路动态压力峰值有明显影响。当溢流阀开启时间在一定范围内时，溢流阀开启速度越快，回油管路动态压力峰值越低。当溢流阀开启时间超过一定范围时，溢流阀开启速度越慢，回油管路动态压力峰值越低；系统中增加蓄压器回油管路动态压力峰值明显降低，且蓄压器体积越大，回油管路动态压力峰值越低，但变化相对较小。蓄压器的有无对回油管路动态压力峰值的影响较大，其体积大小相对来说影响较小。仿真结果能够为民机液压系统设计初期回油管路设计压力确定提供参考。

摘要:焊接结构具有连接性良好、重量轻、易于加工等特点，被广泛应用于民用飞机系统管路的连接。但是焊接结构的不连续性容易引起应力集中效应，从而导致焊接部位产生疲劳破坏。以某型飞机焊接管路接头为研究对象，首先介绍了一般管路焊接结构的疲劳破坏区域、破坏模式及焊接焊缝要求，之后采用实体网格单元对焊接接头进行了细节有限元建模，并详细说明了为消除应力集中效应需注意的焊缝、焊趾等的有限元建模要求和网格收敛性要求。本文中振动激励载荷环境选用RTCA/DO160中规定的振动环境曲线，利用Abaqus软件中的PSD分析模块对焊接管路进行了应力响应功率谱密度（PSD）分析，最后选取三区间法疲劳损伤模型和Miner线性疲劳累积损伤理论，给出了焊接结构的疲劳寿命分析结果。

摘要:飞行条件下，飞机外部对流换热系数的计算需考虑气体压缩性和热交换的影响。目前工程上通常采用的参考温度法忽略了飞机结构的影响，将飞机各部位的外部对流换热系数视为一个数值，势必会严重影响计算结果的准确性。通过对民用飞机外部对流换热系数计算原理的研究，提出一种可用于求解飞行条件下飞机机体各区域外部对流换热系数的仿真计算方法——极限温差法。以STARCCM+软件为计算平台，基于某民用飞机，从仿真计算角度对其可行性进行分析，采用理论的参考温度法和传热公式法对极限温差法计算结果的准确性进行验证。结果表明，传热公式法和极限温差法得到的模拟值基本相同，且不同模拟值与参考温度法的理论值之间的差值均约为理论值的8%，极限温差法计算结果与理论值基本吻合。

摘要:民用飞机气密腹板主要承受机舱内部的气密载荷，气密腹板在面外气密载荷循环作用下可能发生疲劳破坏，产生裂纹，为研究气密腹板的疲劳性能，提出了一种裂纹预测分析方法，并通过疲劳试验验证方法的可行性。根据飞机气密腹板结构的传力特征和试验测量结果，确定了气密腹板疲劳典型部位和循环受载严重工况。选取疲劳典型部位腹板格子（包含连接紧固件），以六面体单元为最小单元建立精细有限元模型，进行仿真分析，分析得到裂纹发生位置以及裂纹发生机理和实际检测结果一致。基于细节疲劳额定值（detailed fatigue rating，简称DFR）法和疲劳检查表，进行气密腹板疲劳寿命分析，采用NASGRO软件进行气密腹板裂纹扩展寿命分析，裂纹萌生并扩展到临界裂纹长度的疲劳试验循环次数接近裂纹发现时次数，且理论分析偏保守。

摘要:尾喷管作为飞机发动机的重要组成部件之一，主要由薄板焊接而成。由于其长期在高温、振动以及气流冲刷等恶劣环境中工作，常出现尾喷管失效事故，而焊缝作为尾喷管中的薄弱部分，常出现开裂现象。某型飞机尾喷管在飞行完成后的例行检查中在焊缝上以及焊缝周边检查发现两处裂纹。通过宏观检验、断裂面形貌分析以及金相组织分析等方法对其开裂原因进行了分析。结果表明：由于结构设计原因，尾喷管上同一位置存在多次焊接现象，为多密集焊缝结构件，使得焊接接头过热，焊缝组织中铁素体呈现网状分布，同时尾喷管母材上存在焊接烧穿现象，导致焊接接头力学性能下降，使得疲劳裂纹萌生并扩展；支撑螺杆与加强筋未焊满，收弧处为点连接而非面连接，在飞行过程中，该位置发生振动应力集中并萌生疲劳裂纹，并最终发生疲劳失效。

摘要:针对民用飞机仪表着陆系统（ILS）航向道信标（LOC）接收功能试飞中机载LOC接收功能定量评估存在困难的问题，通过对LOC基本工作原理和机场LOC地面台信号的分析，并结合机场LOC地面台的飞行校验方法和校验结果，将试飞使用跑道LOC地面台本身存在的误差以及飞行校验的设备误差纳入考量，结合民用飞机机载LOC系统试飞科目的试飞方法和试飞内容，以相应系统规范的精度要求为依据，分为“飞机沿航向道飞行”和“飞机与航向道成夹角飞行”两种情况，制定出了一套现实可行的机载LOC接收功能定量评估方法。此外，用实际的试飞数据验证了该套方法的正确性和科学性，可作为目前国内仅作定性评估的有力补充和支撑，并且可为类似的系统提供定量功能评估思路、方法及验证路径的参考。

摘要:润滑系统对航空发动机的润滑、散热、清洁、防腐等有重要作用，润滑系统的安全影响着发动机整体的安全。研究发动机润滑系统的审定基础与安全性对我国自主研制发动机润滑系统十分重要。首先对航空发动机润滑系统涉及的适航条款及标准规范进行分析，再针对润滑系统的功能和部件故障模式及影响分析(failure mode and effect analysis，简称FMEA)展开研究。最后从润滑系统设计、润滑系统部件试验、滑油姿态试验、滑油中断试验和整机试验5部分展开审定分析，形成了一套完整的润滑系统安全性审查方法指南，为局方提供润滑系统的适航审定支持。

摘要:涡桨运输机使用螺旋桨作为能量输出，滑流是螺旋桨飞机的重要特征，在适航验证时需考虑。失速速度是反映飞机气动特性的重要参数，在开展失速速度的验证时考虑滑流的影响尤为重要。分析了螺旋桨滑流对飞机气动特性的影响，根据涡桨运输机失速速度的适航规章条款CCAR25.103的相关要求，提出了涡桨运输机考虑滑流影响的失速速度的适航验证思路及具体的验证方法。以一型涡桨运输机滑流影响的风洞试验为例，给出了该型飞机在发动机慢车状态下，巡航构型时考虑滑流影响的纵向气动特性试验结果，试验结果进一步证明了在进行失速速度验证时考虑滑流影响的重要性，为失速试飞提供了依据。文中给出的验证方法为涡桨运输机的失速速度以及飞行性能和飞行品质相关的其它适航条款的验证提供了参考。

摘要:对民用航空器座舱高低温环境适航符合性开展分析。首先对座舱高低温环境适用的适航条款FAR/CCAR 25.831(g)和FAR/CCAR 25.1309(a)(b)(d)进行解读和分析；进一步得出基于人体核心温度的舱内可接受的高低温环境标准；随后，提出针对座舱高低温环境的适航符合性思路,包括：开展失效状态下座舱高低温环境预测，并以此为输入开展人体核心温度数值模拟计算，然后开展高低温环境下人体生理试验以验证人体核心温度模型数值模拟的准确性，最终依据外界环境温度人体核心温度生理指标安全性指标的等效安全准则来说明对适航条款FAR/CCAR 25.831(g)和FAR/CCAR 25.1309(a)(b)(d)的符合性。

摘要:针对以往航空公司座位超售模型方法较为粗略，确定的超售数量偏大这一问题，通过蒙特卡洛模拟的计算机仿真方法对机票超售展开研究。首先，改进了运筹学中“报童问题”的数学模型，细化了目标函数中的成本，将机票超售的成本确定为超售机票过多产生的赔偿成本和过少产生的虚耗成本两部分。在约束条件方面，由于以往的经典方法给出的超售数量偏大，故将其转化为超售的最大数量约束，从而建立了确定机票超售数量的数学模型。其次，建立了乘客预定机票与航空公司超售机票的随机过程，并从不同超售座位数下航空公司的收益、不同赔付额度下的最优超售策略和客座率对航空公司超售的影响这三个方面分别进行了1000次模拟。最后，根据蒙特卡洛模拟的结果，给出了三种不同情况下超售策略的结果，并根据模拟结果给出了机票的销售建议。

摘要: